1.2.3.8 Технико-экономические требования:

• высокий ресурс при эксплуатации 7000 – 8000 часов;

• низкая производительная себестоимость;

• низкая стоимость эксплуатационных расходов на 1 час полета;

2. Разработка технического предложения.

1. Выбор аэродинамической схемы, относительных геометрических параметров и характеристик.

Выбираем «нормальную» аэродинамическую схему проектируемого самолёта, так как она наиболее полно удовлетворяет по характеристикам заданным ТТТ. Она имеет преимущества перед другими аэродинамическими схемами по взлетному весу, по удобству эксплуатации, применения механизации крыла, по некоторым летным характеристикам и полностью по влетно-посадочным характеристикам.

1. Выбор параметров крыла.

На этом этапе выбираются параметры, определяющие форму крыла в плане: удлинение λ, сужение η, угол стреловидности χ⁰, а также относительная толщина профиля и ее изменение по размаху крыла, тип профиля, угол поперечной V-образности крыла.

Проведем выбор и обоснование выбора удлинения λ. Характеристики и свойства самолета, зависящие от этого параметра:

• потолок Н;

• максимальная скорость ;

• взлетно-посадочные характеристики;

• масса крыла;

• жесткость крыла.

Определяющими характеристиками, зависящими от назначения самолета, являются максимальная скорость , потолок Н, жесткость и масса крыла.

Руководствуясь данными по самолету прототипу, выбираем удлинение крыла λ=3.

Проведем выбор и обоснование сужения крыла η. С увеличением η изгибающий момент крыла в корневых сечения уменьшается. А строительные высоты увеличиваются, вследствие чего с увеличением η вес крыла уменьшается, а жесткость увеличивается. Однако при больших значениях η резко возрастает тенденция к срыву потока у законцовки крыла. Из этих соображений, и анализируя параметры самолета прототипа, принимаем η=2,3.

Проведем обоснованный выбор угла стреловидности χ⁰. характеристики и свойства самолета, зависящие от этого параметра:

• несущие свойства крыла ;

• коэффициент лобового сопротивления ;

• взлетно-посадочные характеристики;

• устойчивость и управляемость;

• масса крыла;

• жесткость крыла.

С увеличением χ⁰:

• снижается значение ;

• возникают концевые срывы при больших углах атаки, ухудшается устойчивость и управляемость, появляется необходимость применять аэродинамическую и геометрическую крутки крыла, аэродинамические перегородки, запилы;

Проанализировав этот параметр принимаем его таким же как у самолета прототипа: χ=38,8⁰.

Относительную толщину профиля принимаем ; .

Угол отрицательного поперечного V принимаем согласно самолету прототипу равным V=1⁰.

2. Выбор параметров фюзеляжа:

В качестве параметров фюзеляжа берутся его размеры:

- длина фюзеляжа. Принимаем согласно прототипу =19,05 м

- площадь миделевого сечения. Принимаем =4,1 м²

Так как сечение фюзеляжа прямоугольное, вычислим эквивалентный диаметр фюзеляжа который может понадобиться в дальнейших расчетах.

Вычислим:

- удлинение фюзеляжа;

- удлинение носовой части фюзеляжа;

- удлинение хвостовой части фюзеляжа;

- площадь поверхности фюзеляжа;

– объем фюзеляжа.

3. Выбор параметров оперения:

   1. Назначение оперения:

Оперение является органом устойчивости и управляемости самолета. Горизонтальное оперение в основном обеспечивает продольную устойчивость и управляемость самолета, вертикальное – боковую. В отдельных случаях горизонтальное оперение может выполнять функции элерона, то есть, использоваться для поперечного управления.

2. Компоновка горизонтального оперения:

Горизонтальное оперение размещаем на фюзеляже по нормальной схеме, то есть, размещаем его позади центра тяжести самолета. ГО представляет собой дифференциально отклоняемый стабилизатор состоящий из двух взаимозаменяемых цельноповоротных консолей, имеющими уступы по передней кромке для увеличения запаса по флаттеру.

3. Компоновка вертикального оперения:

Вертикальное оперение размещаем на фюзеляже в хвостовой его части. ВО включает в себя два взаимозаменяемых киля и рули направления, установленные от основания до половины высоты килей.

4. Основные параметры оперения:

Основными параметрами оперения, от которых зависит обеспечение нормальных характеристик продольной и боковой устойчивости самолета, являются площади , и плечи , горизонтального и вертикального оперения, а также коэффициенты статических моментов и , удлинение , и сужение _, .

5. Внешние формы оперения:

Внешние формы оперения горизонтального и вертикального оперения подобны внешним формам крыла. Обычно оперение выполняется трапециевидной формы в плане со сравнительно небольшим удлинением ; и сужением порядка .

Для проектируемого самолета эти величины равны:

Профиль для оперения применяем с относительной толщиной .

Стреловидность оперения принимаем как у самолета прототипа: , .

Так как затруднительно вычислить параметры и обратимся к статистики по подобным самолетам: . Принимаем среднее значение: ;

.

6. Выбор геометрических параметров горизонтального оперения:

Горизонтальное оперение принимаем по форме в плане трапециевидным. Стреловидность по передней кромке . Относительная величина коэффициента статического момента площади ГО =0,37. Параметр принимаем из статистики. Площадь ГО исходя из данных самолёта прототипа . Размах ГО принимаем равным .

7. Выбор геометрических параметров вертикального оперения

Вертикальное оперение по форме в плане принимаем трапецевидным. Стреловидность по передней кромке . Относительная величина статического момента площади ВО =0,26. Площадь ВО и руля направления определяем по данным самолёта прототипа , .

4. Выбор параметров шасси:

Шасси необходимо самолету для выполнения взлета и посадки, а также маневрирования по аэродрому. При проектировании шасси необходимо обеспечить:

• возможно меньший вес при достаточной прочности, жесткости и долговечности (20-30 тысяч посадок);

• необходимую устойчивость и управляемость самолета при разбеге и пробеге;

• мягкую посадку и возможно большее поглощение и рассеивание кинетической энергии самолета при посадке;

• необходимую проходимость по аэродрому;

• надежную фиксацию стоек шасси в выпущенном и убранном положениях;

• уборку (и выпуск) шасси за время не более 10-12 секунд;

• возможно меньшие габариты, особенно в убранном положении;

• простоту осмотра и замену элементов шасси.

1. Выбор схемы шасси:

Для проектируемого самолета принимаем трёхопорное шасси с одноколесными стойками, убирающимися вперед. В этой схеме основные стойки шасси расположены позади центра тяжести самолета, а вспомогательная (передняя стойка шасси) – далеко впереди. Капотирование самолета исключено, так как этому препятствует передняя стойка шасси; «козление» также не возможно, так как от удара в момент касания земли самолет опускает нос, и угол атаки крыла, следовательно уменьшается; самолет с носовой опорой при разбеге и пробеге обладает устойчивостью пути (так как силы N₂ находятся сзади центра тяжести самолета); обзор из кабины значительно лучше; горизонтальное положение пола создает удобство для пилотов.

2. Выбор основных параметров шасси:

Вынос главных колес (е):

, принимаем среднее значение

Угол выноса главных колес:

Угол касания хвостовой пяткой :

Так как мы не знаем величину максимального угла захода на посадку, примем средний угол исходя из статистики: φ =14⁰

Угол заклинения крыла принимаем равным ; стояночный угол принимаем по схеме самолета прототипа .

Высота шасси h: принимаем величину самолета прототипа – h=1750мм.

Вынос переднего колеса : выбираем таким образом, чтобы при стоянке самолета нагрузка на переднюю стойку составляла 6…12% от веса самолета.

База шасси принимаем как у самолета прототипа.

Вынос передней опоры .

Колея шасси В должна обеспечивать устойчивость движения самолета по аэродрому во время разбега и пробега, а также во время рулежки.

У самолета прототипа В=2,72 м. Приближенная схема шасси показана на рис 2.1.

Рисунок 2.1

5. Выбор механизации крыла:

Механизация крыла предназначена для решения следующих задач:

1) увеличения коэффициента аэродинамической подъемной силы крыла с_у при взлете, посадке и полете в условиях сильной турбулентности атмосферы;

2) предотвращения потери боковой устойчивости и управляемости, обеспечения эффективности элеронов на больших углах атаки;

3) уменьшения подъемной силы крыла для изменения глиссады снижения самолета и эффективности торможения колес на пробеге;

4) обеспечения поперечной управляемости;

Для решения последних двух задач применяются интерцепторы, тормозные щитки (на крыле и фюзеляже) и элерон-интерцепторы. Для решения первой задачи применяют обыкновенные поворотные щитки и закрылки, выдвижные щитки, однощелевые и многощелевые закрылки.

Эффективность механизации (прирост с_у) определяется ее типом и параметрами – относительной хордой и размахом, углами отклонения, формой щели, а также параметрами крыла – удлинением, сужением, стреловидностью, профилем и его относительной толщиной.

В качестве механизации для проектируемого самолёта используем простой закрылок со следующими параметрами:

1) размах закрылка м

2) хорда закрылка: м;

3) площадь закрылка,